二元雙喉道射流推力矢量噴管流動參數影響的數值研究

李耀華，李建強，楊黨國，張 詣，周清展

（中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

二元雙喉道射流推力矢量噴管流動參數影響的數值研究

李耀華＊，李建強，楊黨國，張 詣，周清展

（中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

采用數值模擬方法研究了不同流動參數對二元雙喉道射流推力矢量噴管（Dual-throat fluidic Thrust-vectoring Nozzle，DTN）內流特性和推力矢量控制效果的影響。結果表明，DTN在非推力矢量情況下，NPR在3～4范圍時，推力系數較大，達到0.968，而流量系數較小，僅為0.93；NPR再增大，推力系數迅速下降。在推力矢量情況下，落壓比一定時，隨著次流流量比的增加，推力矢量角增加，而流量系數、推力系數、推力矢量效率減小；次流流量比一定時，隨著落壓比的增加，推力矢量角減小，系統推力系數先增加后減小，流量系數略微增加。

雙喉道；射流推力矢量；推力矢量噴管；數值模擬

0 引 言

戰斗機歷來是空中力量的中堅。未來先進戰斗機為實現良好的敏捷性、大迎角過失速機動飛行、超短距起飛著陸性能等，要求飛機具有良好的操縱特性和機動性能，并要求在全飛行包線范圍內都具有良好的升力和控制力矩特性。傳統的通過操縱面偏轉獲得所需控制力和力矩的方法，已經難以滿足高性能先進戰斗機的需求，采用推力矢量轉向控制技術是實現上述目標的有效手段之一。

射流推力矢量控制技術是通過在噴管內型面引入次流，利用次流及其與噴管內主氣流相互作用，使噴管主氣流相對飛行器軸線發生偏轉來實現推力矢量控制。與傳統的機械式推力矢量控制技術相比，射流推力矢量控制技術具有機械部件少、重量輕、費用低、矢量角偏轉速率高等顯著優點［1］，因而已引起航空領域的廣泛關注。目前研究較多的射流推力矢量控制技術主要有：激波控制、喉道偏斜以及在此基礎上發展的雙喉道偏斜和逆流控制等。激波控制可以產生較大的推力矢量角，最大可達17.3°，但由于主流通過激波，推力系數損失較大（典型的為0.84～0.90）［2-3］。喉道偏斜可以產生較大的推力系數（可達0.94～0.98）［4-6］，但產生的推力矢量角比激波控制小。逆流控制使用較小的射流就能產生較大的矢量角，推力系數也較高，但可能存在的附著效應和真空源是其急需解決的問題［7-9］。雙喉道射流推力矢量噴管（DTN）是NASA LaRC于2003年提出的一種新的射流推力矢量噴管概念［4］。DTN是在傳統的喉道偏斜噴管后增加一個收縮段，形成凹腔，在上游喉道引入射流偏轉該處的聲速面，通過凹腔內流動分離產生的上下壁壓力差進一步偏轉主流（見圖1）。同樣條件下，雙喉道噴管比喉道偏斜噴管能產生更大的推力矢量效率，且推力系數不降低。NASA在此方面開展了較多研究［4，10-18］，并詳細分析了二元和軸對稱DTN的內流特性和矢量控制效果。國內目前對DTN的研究尚處于探索跟蹤階段，還未形成真正的工程實用能力，已有的初步研究結果表明DTN在獲得高推力系數的同時，實現了高推力矢量效率，顯示了DTN在推力矢量控制技術應用方面具有廣闊的前景。

圖1 DTN的工作機理圖Fig.1 Sketch of the dual throat nozzle

本文采用數值模擬方法對DTN在非推力矢量和推力矢量下的內流特性和推力矢量控制效果進行了詳細研究，并探討了噴管流動參數對DTN內流特性及推力矢量性能的影響。

1 DTN模型和主次流條件參數

本文DTN研究模型［13］如圖2所示，該模型是一個有兩個喉道的二維收縮-擴張-收縮噴管，在兩個喉道之間有一個“空腔”。噴管的寬度101.6mm，上、下游喉道的理論高度29.21mm，上、下游喉道的理論面積約為2967mm2。空腔長度為76.2mm，空腔的擴散角為-10°，收斂角為20°。射流出口位于上游最小喉道附近，入射角度為150°。

圖2 DTN幾何外形Fig.2 Geometrical configuration of DTN

2 網格劃分及數值方法

DTN二維計算區域從噴管出口截面向下游延伸了125倍喉道高度，向前延伸了30倍喉道高度，向兩側延伸了50倍喉道高度。計算模型的局部網格劃分見圖3。為提高計算精度及效率，采用結構化網格，為減小網格生成難度，提高網格質量，計算域被分為16個子區，各子區網格單獨生成后進行對接形成計算域。在上下壁面加密，離壁最近的網格單元y＋在0.5附近，網格總數約10萬。

圖3 DTN局部網格劃分Fig.3 Enlarged view of the grid near DTN

本文在數值模擬中，控制方程為全N-S方程組，湍流模型為RNGk-ε模型，在壁面附近采用增強壁面處理，流動方程及湍流模型的對流項采用二階迎風格式，擴散項采用中心差分格式。計算邊界條件給定如下：外流場選取壓力遠場邊界條件，靜壓為101 325Pa，總溫固定為300K，自由來流馬赫數選取為0.05，以便于計算收斂；噴管進口為滯止參數條件，給定總壓，總溫300K，速度方向沿邊界法向；次流腔進口為滯止參數條件，給定總溫300K，總壓在計算中調整以使次流流量比恒在某個值附近；其它邊界均為無滑移絕熱固壁邊界。計算中，次流均從下方的次流腔中注入，上方的次流腔關閉。計算的收斂性根據殘差下降量級、噴管出口流量來綜合判斷。當計算殘差下降3個數量級以上，且出口流量長時間保持恒定時，認為計算收斂。

3 DTN性能參數計算公式

3.1 各等熵推力的計算

其中，wp、ws分別為主、次流質量流量，NPR、SPR分別為主、次流壓比，Tt，p、Tt，s分別為主、次流總溫。

3.2 等熵流量的計算

其中，c＝0.04042，A＊為喉道截面積，p0為總壓，T0為總溫。

3.3 數值模擬中實際推力的計算

乳腺癌是女性最常見的惡性腫瘤之一[2-3]，而轉移是乳腺癌進展的最后階段，同時也是乳腺癌患者高死亡率的主要原因[4]，導致超過90%癌癥患者死亡。正常的乳腺上皮細胞通過一系列連續的變化包括細胞基因和遺傳表觀的改變與微環境的相互作用而發生惡變、侵襲、轉移[5]。目前對于轉移的相關機制尚未完全清楚。尋找有效的毒副作用小的抗腫瘤侵襲轉移藥物，對提高乳腺癌療效、改善預后、提高生存質量，具有重要的理論意義和臨床應用價值。中藥黃芩素是一種廣泛使用的中草藥，研究發現黃芩素在體內外有廣泛的抗腫瘤的作用[6-10]，因此本實驗研究主要在于發現黃芩素抑制乳腺癌細胞肝轉移的影響及相關的作用機制。

其中，n為噴管出口面的外法線，v為出口面上的速度矢量，un為法向速度的大小，un＝unx＋vny＋wnz。在噴管出口面按上式積分獲得噴管內推力的各分量，而后按下式計算噴管產生的實際總推力：

3.4 射流矢量噴管的性能監測參數

4 計算結果分析

4.1 數值方法實例驗證

圖4給出了無射流DTN噴管流量系數Cd，prim，推力系數Cfg，sys試驗結果、PAB3D計算結果［13］與本文計算結果的對比曲線圖。可見，計算結果同試驗結果基本吻合，系數隨NPR變化趨勢基本相同，表明本文采用的數值方法基本正確。

圖4 無射流DTN內流特性參數對比圖Fig.4 Comparison of the internal flow patterns obtained by experiments and computations

4.2 次流流量比3%、NPR＝4時DTN的內流特性

以主流落壓比為4、次流流量比為3%工況為例對噴管流動狀態進行分析。圖5給出了噴管流線圖和等馬赫數線圖。從圖中可看出，噴管內主流發生了兩次偏轉：第一次發生在上游喉道附近，由于次流的注入壓迫噴管主流向上偏轉；第二次發生在下游喉道附近，由于空腔收斂段的導流作用所致。主流兩次偏轉的最終效果使得噴管出口處氣流以一定的角度排出，從而使噴管獲得矢量推力。由于次流的注入，導致了管內流動的非對稱性和DTN下部很大的分離區，分離區的上邊界外凸，形成了主流的“流動邊界”，使得主流在幾乎不擴張的通道內流動，馬赫數基本在1以內，只在噴管的出口氣流才達到聲速。由于主、次流的摻混在低馬赫數下進行，在管內的超聲速區不大，沒有強烈的激波系，避免了較大的推力損失。

圖6為噴管流場靜壓線圖。從圖中可以看出，噴管入口段流速較低，內部靜壓對稱且較高，接近噴管主流總壓值；氣流進入噴管收斂段后，由于速度增加，氣流壓力隨之下降，且隨著噴管軸向距離的增加逐漸呈不對稱狀，這是由于次流的干擾所致。在噴管空腔內部，靜壓基本維持在250kPa附近；在噴管空腔上下轉角處，由于氣流在此流速較低，靜壓有一定程度的提升。在氣流流經下游喉道的過程中，由于氣流流速增大，壓力逐漸降低，一直延伸至噴管出口處。

圖7給出了DTN上、下壁面靜壓分布曲線以及相同參數下次流流量為0的壁面壓力分布，從圖中可以看出沿噴管壁面靜壓的變化過程。在非推力矢量下，DTN的上下壁面壓力分布是對稱的，但是在推力矢量下，下壁面附近由于大分離區的出現，導致了整個下壁面壓力都比較低。次流流量比為3%的壁面壓力分布顯示在噴管進口段，靜壓值較高且變化不大，上、下壁面壓力值相等。在接近噴管上游喉道時，上、下壁面靜壓迅速下降，因下壁面受次流影響，所以下降的更劇烈；而上壁面處受次流和噴管上壁面固壁的雙重擠壓，下降得更低。在上游喉道處兩者均達到了極值，但下壁面壓力高于上壁面壓力。氣流進入空腔，分離區上部的氣流由于流道的擴張，上壁面壓力又逐漸升高，在噴管空腔的最大截面處達到最大值；而下壁面因處于回流區，氣流壓力在空腔擴張段的前段變化小，在空腔中段開始上升。氣流進入下游收斂段出口處，高亞聲速主流因受上壁的擠壓，近壁氣流加速、降壓直至出口。而下壁氣流受回流區的影響，氣流逆向流動且流速較低，因而壁面靜壓不降反升。在臨近出口處氣流折轉加速、降壓，流出噴管，下壁面最高壓力位置與上壁面壓力相比明顯后移。上、下壁面壓力分布差異主要是由于次流的注入使噴管空腔下部出現了氣流分離區，此區域內氣流速度較低，速度變化不大，導致空腔下壁面一段壓力幾乎無變化。而分離區對噴管上壁面的影響相對較弱，因此噴管上壁面靜壓分布與收縮-擴張噴管的壁面壓力分布趨勢比較接近。

圖5 DTN馬赫數及流線分布圖（NPR＝4，次流流量比3%）Fig.5 Mach contours and streamlines of DTN（NPR＝4，secondary flow injection flowrate 3%）

圖6 DTN靜壓分布圖（NPR＝4，次流流量比3%）Fig.6 Static pressure contours of DTN（NPR＝4，secondary flow injection flowrate 3%）

圖7 DTN上下壁壓力分布圖（NPR＝4，次流流量比3%）Fig.7 Pressure distributions of DTN up and down walls（NPR＝4，secondary flow injection flowrate 3%）

4.3 次流流量比3%時NPR對DTN內流特性的影響

圖8給出了NPR＝2、4、7、10，次流流量比為3%下的DTN特性計算結果。可見，次流流量比3%下的噴管流量系數（圖8（a））要比無次流情況下（圖4（a））的小約6.5%，比試驗結果小約6%。次流對噴管推力系數影響不大。流量系數在小落壓比時增加較快，隨后增速緩慢，原因是隨著NPR增加，順壓梯度增大，邊界層厚度減小，喉道有效面積有所變大，故流量系數略有提高，但由于NPR增加，噴管出口欠膨脹度加大，故推力系數有所減小。圖8（c、d）分別給出了DTN噴管的推力矢量角、推力矢量效率曲線，由圖可見，隨著落壓比的增加（NPR從2到10），推力矢量角先減小，隨后趨于穩定。原因是在NPR＜4時，DTN尚沒有達到完全膨脹，隨著噴管總壓的增加，氣流軸向動量增加，推力矢量角變小；當噴管落壓比接近4時，DTN氣流已處于完全膨脹狀態，上游喉道之后的流動幾乎不隨NPR變化，因而推力矢量角基本不變；綜合來看，NPR在4之后，內流性能的增加有限，為了獲得比較好的綜合性能，NPR取中間值比較好（典型值在3～4之間）。

圖8 不同NPR下DTN內流特性參數對比圖（次流流量比3%）Fig.8 Internal characteristics of DTN under differentNPR（secondary flow injection flowrate 3%）

4.4NPR＝4時次流流量比對DTN內流特性的影響

圖9給出了DTN噴管流量系數、系統推力系數、噴管推力矢量角、推力矢量效率數據隨次流流量比變化曲線圖。由圖可見，數值計算結果與試驗結果數據吻合［13］比較好。在NPR＝4情況下，隨著次流流量比的增加，流量系數逐漸變小，量值從無次流時的0.926減小到次流流量比6.45%時的0.821；推力系數也逐漸變小，量值從無次流時的0.965減小到次流流量比6.45%時的0.929。噴管推力矢量角隨次流流量比增加，先是增長劇烈，到3%時，推力矢量角達到13.7°，此后隨次流流量比繼續增大，推力矢量角增速緩慢。推力矢量角增加，主要是因為次流流量增加，相應的次流引射壓力增大，使得混合流的橫向動量更大，下壁面的分離區也更大，上下壁面壓力差增大，從而氣流在出口處的偏離角增大。次流的壓力增大，使得次流與主流的摻混效應越大，產生更大的推力損失；推力矢量角的增大，使得出口喉道的聲速線偏斜更大，因而推力系數隨著次流流量比的增加而減小。此外隨著次流流量比的增加使得喉道的有效面積減小，故流量系數減小。推力矢量效率隨著次流流量比增大而逐漸減小，達到一定值后趨于穩定。

圖9不同次流流量比下DTN內流特性參數對比圖（NPR＝4）Fig.9Internal characteristics of DTN under different secondary flow injectionflowrate（NPR＝4）

5 結 論

通過選定構型和尺寸參數雙喉道射流推力矢量噴管（DTN）的數值模擬研究分析，得到以下結論：

（1）NPR在3～4范圍時，DTN在無次流情況下具有較高的系統推力系數（可以達到0.968），較小的流量系數（0.93），NPR再增大，系統推力系數迅速下降。為適應更高落壓比的工況，應考慮上下游喉道面積比可變的狀況。

（2）DTN可以獲得比單喉道偏斜矢量噴管更大的推力矢量效率（當落壓比為4，次流流量比為3%時，推力矢量效率可以達到4），并且系統推力系數也較高（0.94以上），實現了比較好的綜合性能。

（3）在推力矢量情況下，次流流量比一定時，隨著落壓比的增加，推力矢量角減小，系統推力系數先增加后減小，流量系數略有增大。

（4）在推力矢量情況下，落壓比一定時，隨著次流流量比的增加，推力矢量角增加，而流量系數、推力系數、推力矢量效率減小。

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Numerical study of a dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzle

Li Yaohua，Li Jianqiang，Yang Dangguo，Zhang Yi，Zhou Qingzhan
（HighSpeedAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter，Mianyang621000，China）

Fluidic thrust vectoring technique is an advanced thrust vectoring concept，it has many potential benefits，such as light weight，control convenience，low manufacturing cost and high ratio of thrust to weight，comparing with conventional mechanical thrust vectoring technique.The effects of several flow parameters on the internal flow of the dual-throat fluidic thrustvectoring nozzle（DTN）are analyzed by numerical simulation method.The results indicate that DTN can provide high thrust vectoring efficiency with nozzle pressure ratio（NPR）of 3～4（system thrust ratio arrives 0.968，discharge coefficient 0.93）under non-vectoring thrust state.Increase inNPRdecreases system thrust ratio rapidly.WhenNPRis constant，thrust angle increases with the increase in the secondary injection flux under vectoring thrust state.However，discharge coefficient，system thrust ratio and thrust vectoring efficiency will decrease simultaneously.When the secondary injection flux is constant，thrust angle decreases with the increase inNPR，whereas discharge coefficient may increase lightly，and system thrust ratio first increases and then decreases.

dual throat；fluidic thrust vectoring；thrust-vectoring nozzle；numerical simulation

V211.3

：Adoi：10.7638/kqdlxxb-2012.0216

0258-1825（2015）02-0211-07

2012-11-30；

：2013-04-05

國家自然科學基金（11272335）

李耀華＊（1983-），男，碩士，助理研究員，研究方向：射流推力矢量.E-mail：sanyimiao823＠163.com

李耀華，李建強，楊黨國，等.二元雙喉道射流推力矢量噴管流動參數影響的數值研究［J］.空氣動力學學報，2015，33（2）：211-217.

10.7638/kqdlxxb-2012.0216 Li Y H，Li J Q，Yang D G，et al.Numerical study of a dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（2）：211-217.